CC BY
126
УДК 629.7.015.4:539.43
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДЕГРАДАЦИИ СВОЙСТВ МАТЕРИАЛА ОБШИВКИ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА ИЛ-18
Г.И. НЕСТЕРЕНКО, В.Н. БАСОВ, А.С. ТЕРЬЯН
Представлены результаты экспериментального исследования деградации механических свойств, характеристик усталости и трещиностойкости плакированных листов обшивки крыла и фюзеляжа из сплава Д16АТ планера самолета Ил-18 при его длительной эксплуатации.
Ключевые слова: деградация, механические характеристики, усталость, скорость роста усталостных трещин, листы алюминиевого сплава Д16АТ.
Введение
Современные методы установления и продления ресурса самолетов в значительной степени основаны на знании характеристик усталости и живучести основных силовых элементов авиационных конструкций. И одним из факторов, ограничивающих продление ресурса стареющих самолетов, является возможное ухудшение (деградация) этих свойств в процессе их длительной эксплуатации.
Данная проблема уже длительное время привлекает внимание авиационных специалистов. Обзор и некоторые результаты таких исследований изложены в работах [1, 2].
Объект и методика исследования
Экспериментальное исследование деградации механических свойств, характеристик трещиностойкости и усталости плакированных листов сплава Д16АТ проведено на образцах, вырезанных из фрагментов крыла и фюзеляжа списанного после 45 лет эксплуатации самолета Ил-18 и листах данного сплава со склада предприятия. Все испытания проведены в соответствии со стандартами авиационной промышленности СССР и стандартами ASTM США. Окружающая среда - лабораторный воздух с температурой 19-25°С.
Процентное содержание примесей железа (Бе) и кремния ^) в исследуемых листах сплава Д16АТ определено в лаборатории ОАО “ВИЛС”.
Фрагменты крыла и фюзеляжа с обшивкой толщиной 4-5 и 1,5 мм соответственно, а также пластины шириной 200 мм и длиной 600 мм из листов Д16АТ толщиной 1,5; 3,0 и 5,0 мм предоставлены ОАО “ИЛ”. Образцы всех полуфабрикатов не имели видимой поверхностной коррозии.
Листы Д16АТ, полученные со склада, далее названы "новыми", а листы из фрагментов самолета - "старыми". "Новые" листы Д16АТ л.1,5 и Д16АТ л.3,0 изготовлены Ступинской металлургической компанией в 2008 году, а листы Д16АТ л.5,0 - Каменск-Уральским металлургическим заводом в 2007 году.
Исследование продолжительности и скорости роста трещин усталости (СРТУ) в листах Д16АТ проведено на плоских образцах в виде полосы шириной 200 мм с центральным надрезом 2а = 6 мм. Длина образцов составляла 600 мм. Все образцы (в том числе для определения механических свойств и характеристик усталости) были вырезаны в направлении (ДП, Ь-Т) проката листов (трещины развивались поперек проката). Было изготовлено по 3 образца каждого полуфабриката: "новый" Д16АТ толщиной 1,5; 3,0 и 5,0 мм и "старого" Д16АТ толщиной 1,5 и 4,0-5,0 мм. Образцы из фрагментов обшивки по продольной оси имели ряд отверстий под заклепки, крепящие стрингера (сами стрингера сняты, отверстия заполнены
заклепками). Надрез в этих образцах сделан между заполненными отверстиями. Лакокрасочное покрытие в зоне распространения трещины смыто. Начальные надрезы - трещины выполнены электро-эррозионным методом.
Образцы испытаны без устранения выпучивание образцов в зонах трещин. Наблюдение за ростом трещин выполнено с помощью оптического микроскопа с увеличением в 40 крат. Для повышения точности замера длин трещин в направлении развития трещины были нанесены риски. Испытания образцов проведено на универсальной электрогидравлической испытательной машине МТБ-100 при циклическом нагружении с стах = 130,4 и ст;п =3,9 МПа (13,3 и 0,3 кг/мм2). Частота нагружения составляла 1-3 Гц. Образцы крепились с помощью клеммовых захватов. Нагрузка на образец отслеживалась с погрешностью, не превышающей 0,5 % от диапазона. Образец устанавливался и центрировался таким образом, чтобы обеспечить в нем отсутствие изгибных напряжений в процессе нагружения.
Статические испытания на растяжение проведены с целью определения механических характеристик полуфабрикатов, использованных для изготовления образцов, предназначенных для испытаний СРТУ и малоцикловую усталость (МЦУ). Определялись следующие характеристики: временное сопротивление сь, предел текучести с02 и относительное удлинение после разрыва 8. Для испытаний на растяжение использованы пропорциональные плоские образцы с головками шириной 12,5 (для листов толщиной 1,5 мм) и 20 мм, длиной 11,3-^0 (Р0 -площадь рабочей части образцов). Толщина рабочей части образцов соответствовала толщине исследуемых листов. Испытано по 4 образца каждого полуфабриката.
Исследование малоцикловой усталости (МЦУ) листов при регулярном одноосном отнулевом нагружении (растяжении) проведено на образцах в виде полосы с центральным поперечным отверстием диаметром 6 мм (коэффициент концентрации нетто ас = 2,6) шириной 36 мм и длиной 210 мм. Механическая обработка образцов из листов проводилась только по контуру заготовок.
Нагружение образцов проводилось синусоидальной отнулевой нагрузкой с стах нетго=158 МПа (16 кг/мм ), частота нагружения / равнялась 3 Гц. Величины нагрузок во время испытаний были заданы с учетом истинной толщины образца. При испытаниях образцов фиксировали количество циклов до окончательного разрушения.
Статические испытания и испытания на МЦУ проведены на электрогидравлической машине РБЛ-10 "ЗсЬепск". Лакокрасочное покрытие с образцов для этих испытаний было полностью удалено.
Механические характеристики
Таблица 1
Механические характеристики и характеристики сопротивления усталости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа транспортных самолетов
Полуфабрикат Источник полуфабриката аь МПа ао2 МПа 55 % 5ю % Ев % 8і %
Д16АТ л.5,0 Склад 439 350 18,3 16,8 0,28 0,12
Обшивка крыла 460 372 14,2 12,1 0,28 0,17
Д16АТ л.1,5 Склад 435 340 21,7 20,0 0,28 0,08
Обшивка фюзеляжа 433 325 19,5 17,5 0,27 0,16
Результаты статических испытаний на растяжение представлены в табл. 1.
Необходимо отметить, что полученное в данной работе для "нового" Д16АТ л.5,0 значение о02 равное 350 МПа заметно выше максимального значения о02, приведенного в сертификате на данный полуфабрикат (315 МПа). Видимо, естественное старение данного полуфабриката не заканчивается на этапе его производства и продолжается в дальнейшем после его отгрузки заказчику, что и выразилось в таком повышении условного предела текучести о02.
Для "старого" Д16АТ л.5,0 (по истечении более 45 лет с момента его изготовления) получено еще большее значение о02 равное 372 МПа. Отметим небольшое увеличение предела прочности оь и уменьшение относительного удлинения.
Для Д16АТ л.1,5 "нового" и "старого" значения оь, о02 полученные значения близки. Лишь относительное удлинение "старого" Д16АТ л.1,5 несколько ниже, чем у "нового" полуфабриката.
Таким образом, данным экспериментом подтверждается тенденция по увеличению значений предела прочности оь, условного предела текучести о02 и снижению относительного удлинения 8 "старых" листов Д16АТ л.5,0 по сравнению с "новыми" аналогичными листами, отмеченная в работе [2].
Длительность и скорость роста трещин усталости
На рис. 1, 2 представлены диаграммы развития трещин в листах Д16АТ обшивки крыла и фюзеляжа Ил-18.
2а, мм
N, цикл
Рис. 1. Диаграммы развития трещин в "новых" и "старых" полуфабрикатах Д16АТ для обшивки крыла
2а, мм
N, цикл
Рис. 2. Диаграммы развития трещин в "новых" и "старых" полуфабрикатах Д16АТ для обшивки фюзеляжа
Для большей наглядности в табл. 2 приведены средние продолжительности роста трещин развития трещины от 6,5 до 20 и 95 мм в "новых" и "старых листах" Д16АТ.
Таблица 2
Продолжительности роста усталостных трещин в листах Д16АТ
Полуфабрикат Источник полуфабриката ^6,5-20 цикл ^6,5-95 цикл
Д16АТ л.5,0 Склад 10 120 17 690
Обшивка крыла 9 140 12 960
Д16АТ л.1,5 Склад 13 040 19 800
Обшивка фюзеляжа 25 810 35 550
Полученные данные о длительности роста трещин в исследованных "новых" и "старых" полуфабрикатах Д16АТ показали, что в листах Д16АТ л.4-5, использованных для обшивки крыла, после 45 лет эксплуатации продолжительность роста трещин от 6,5 до 95 мм, примерно, в 1,4 раза выше, чем в аналогичных "новых" листах со склада, в фюзеляжных листах толщиной 1,5 мм такого снижения продолжительности роста трещин не выявлено. Как видно из представленных на рис. 1, 2 и табл. 2 данных, продолжительность роста трещин в "старых" листах толщиной 1,5 мм оказалась даже заметно выше, чем в аналогичных, "новых" листах.
Полученные диаграммы роста трещин позволили оценить скорости роста трещин
V = d(2a)/dN . Для каждого образца и групп ("новый", "старый" лист, для крыла или фюзеляжа)
были построены кинетические диаграммы разрушения и получены зависимости ё(2а)/ёЫ -Л^эфф (рис. 3, 4), где
- Ктах , КтП - максимальное и минимальное значения коэффициента интенсивности напряжений, соответствующие отах, от;п соответственно;
- ЛК=Ктах-Кт;п - размах коэффициента интенсивности напряжений;
- ЛКэфф=ЛК/( 1 -от;п/отах)0,5 - эффективное значение размаха коэффициента интенсивности напряжений;
- 2а, мм - длина трещины.
V3/2
м (50, 100 и 150 кг/мм ) представлены средние и максимальные значения скорости роста трещин усталости для каждого исследованного полуфабриката, а также рассеяние 5^.
Как видно из представленных данных, наибольшая скорость роста трещин усталости получена для "старых" листов Д16АТ л. 4-5 обшивки крыла, а наименьшая для "старых" листов Д16АТ л. 1,5 обшивки фюзеляжа после 45 лет эксплуатации самолета.
10
20 40
ЛКэфф, МПа-м
60 80
1/2
100
Рис. 3. Кинетические диаграммы разрушения листов Д16АТ для обшивки крыла
10 20 40 60 80 100
ЛКэфф, МПам12
Рис. 4. Кинетические диаграммы разрушения листов Д16АТ для обшивки фюзеляжа
Таблица 3
Скорости роста усталостных трещин (средние и максимальные) и их рассеяние в листах Д16АТ
Полуфабрикат Источник полуфабриката ^среднее / ^мах / 8^ мм/кцикл
АКЭ,фф, МПа^м
46,5 31,0 15,5
Д16АТ л.1,5 Обшивка фюзеляжа 32,1/50,0/0,176 5,58/7,49/0,104 0,281/0,333/0,084
Склад 38,0/41,5/0,041 7,70/8,27/0,028 0,503/0,539/0,047
Д16АТ л.4-5 Обшивка крыла 62,4/78,7/0,095 13,2/15,1/0,051 0,937/1,05/0,053
Д16АТ л.5,0 Склад 24,7/35,7/0,174 6,89/9,00/0,128 0,777/0,852/0,052
Д16АТ л.3,0 Склад 41,1/45,0/0,047 9,19/9,89/0,031 0,503/0,539/0,047
V3/2
м (100 кг/мм ) в "старых" листах Д16АТ л. 4-5 средняя скорость роста трещин усталости составила 13,2 мм/кцикл, что в 1,9 (13,2/6,89) и 1,4 (13,2/9,19) раза выше аналогичной характеристики для "новых" листов Д16АТ л.5,0 и Д16АТ л.3,0 соответственно. При больших значениях АКЭ,фф эта разница еще больше, при меньших - меньше.
В "старых" листах Д16АТ л. 1,5 обшивки фюзеляжа скорость роста трещин усталости оказалась в 1,2-1,8 раза ниже, чем в "новых".
Усталостная долговечность
Результаты испытания образцов в виде полосы с центральным отверстием диаметром 6 мм (аО=2,6) при отнулевом циклическом нагружении с Отах_пецо=157 МПа (16 кг/мм2) и частоте f=3 Гц представлены в табл. 4. Получены очень высокие средние значения долговечности как для листов обшивки фюзеляжа толщиной 1,5 мм, так и для листов обшивки крыла толщиной 5 мм. При этом полученные значения рассеяния логарифма долговечности низки, составляя всего 0,023-0,038.
Таблица 4
Усталостная долговечность образцов с центральным отверстием (аО=2,6) при отнулевом нагружении
Полуфабрикат Источник полуфабриката §шах пейо МПа I Гц N цикл п штук
Д16АТ л.5,0 Склад 157 3 103 240 0,036 5
Обшивка крыла 102 680 0,038
Д16АТ л.1,5 Склад 157 3 86 040 0,023 5
Обшивка фюзеляжа 99 080 0,038
Для "старых" листов Д16АТ л.1,5 получено даже более высокое значение долговечности, чем для "новых "листов. Данное обстоятельство может быть объяснено рассеянием усталостных характеристик листов одной марки полуфабриката разных партий, произведенных даже на одном предприятии.
Таким образом, в данной работе не выявлено снижения усталостных характеристик листов Д16АТ л.5,0 и Д16АТ л.1,5 обшивки крыла и фюзеляжа самолета Ил-18 после его эксплуатации в течение 45 лет по сравнению с усталостными характеристиками листов Д16АТ л.5,0 и Д16АТ л.1,5, хранящихся в течение нескольких лет на складе.
Заключение
Обшивка крыла толщиной 4-5 мм после 45 лет эксплуатации самолета Ил-18 имеет повышенное значение условного предела текучести о02 и предела прочности оь (в меньшей степени), а также пониженное значение остаточного относительного удлинения 8. В обшивке фюзеляжа толщиной 1,5 мм изменения механических свойств незначительны.
Для листов обшивки крыла и фюзеляжа после 45 лет эксплуатации Ил-18 не выявлено снижения характеристик сопротивления усталости по сравнению с долговечностью листов со склада.
В обшивке крыла Ил-18 толщиной 4-5 мм продолжительность роста трещин на 40% ниже аналогичной характеристики для "новых" листов со склада. При А^эфф=31 МПа^м средняя скорость роста трещин усталости в обшивке крыла в 1,9 выше по сравнению со скоростью роста трещин в "новых" листах Д16АТ л.5,0.
ЛИТЕРАТУРА
1. Нестеренко Б.Г. Экспериментальное исследование деградации прочности самолетных конструкций // Научный Вестник МГТУ ГА. - 2010. - № 153. - С. 146-149.
2. Басов В.Н., Нестеренко Б.Г., Нестеренко Г.И., Петрусенко В.Г. Влияние длительной эксплуатации самолетов на прочностные характеристики материалов // Научный Вестник МГТУ ГА. - 2009. - № 141. - С.38-48.
EXPERIMENTAL STUDY OF MATERIAL PROPERTY DEGRADATION IN IL-18 AIRFRAME SKIN
Nesterenko G.I., Basov V.N., Ter’yan A.S.
The results are presented of experimental investigation into mechanical property degradation, fatigue and crack resistance parameters of clad D16AT sheets for IL-18 wing and fuselage skins during its long-term operation.
Key words: degradation, mechanical characteristics, fatigue, growth rate of fatigue cracks, sheets of an aluminium alloy.
Сведения об авторах
Нестеренко Григорий Ильич, 1940 г.р., окончил РИИГА (1963), доктор технических наук, профессор, заслуженный деятель науки Российской Федерации, главный научный сотрудник ЦАГИ, автор более 120 научных работ, область научных интересов - усталость, живучесть и ресурс конструкций самолетов.
Басов Валентин Николаевич, 1947 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1971), ведущий инженер ЦАГИ, автор более 35 научных работ, область научных интересов - усталость конструкций самолетов.
Терьян Арам Сергеевич, 1980 г.р., окончил РГТУ (МАТИ) им. К.Э. Циолковского (1980), ведущий инженер ОАО “ИЛ”, область научных интересов - ресурс летательных аппаратов.
